飞机穿过含有过冷水滴的云层时,飞机的机翼、尾翼、风挡等部件以及发动机进口会发生结冰现象,对飞行安全构成威胁。热气防冰是一种高效的防冰手段,目前,国内外主要针对简单的翼型开展了大量的防冰试验和数值研究,对于发动机进口部件,尤其是旋转部件,相关的防冰研究很少。由此,本文采用试验和数值模拟方法,对发动机进口旋转帽罩的热气防冰进行研究。首先,本文介绍了课题组自主开发的适用于旋转部件的、考虑水膜流动和传热的三维防冰数学模型、数值计算方法和计算程序,在此基础上,建立发动机进口旋转帽罩的三维防冰计算模型,采用已有的防冰计算程序,在三种结冰条件下对旋转帽罩开展包含内部热气流场的防冰设计计算,获得每种结冰条件下帽罩表面完全蒸发防冰与不完全蒸发防冰对应的热气流量和温度,即旋转帽罩热气防冰试验的设计工况。防冰设计计算结果表明,旋转帽罩整个锥面均为过冷水滴撞击区域,锥尖处水收集系数最高,往下游水收集系数逐渐减小。帽罩防冰表面温度呈轴对称分布,过冷水滴撞击后表面温度明显降低,沿流向防冰表面温度先略上升后显著下降。然后,本文设计并加工了旋转帽罩试验件以及配套的防冰试验装置,根据上述防冰设计计算的结果,在三种结冰条件下,开展不同热气进气条件的旋转帽罩热气防冰冰风洞试验。试验中采用经标定的红外热像仪测量旋转帽罩表面的防冰温度,采用高速相机记录旋转帽罩表面的水膜流动。试验结果表明,达到稳定后旋转帽罩防冰表面的温度沿母线先略微上升后明显下降,温度峰值出现在驻点略下游的位置。当结冰条件不变而热气流量和温度增大时,喷雾前后旋转帽罩表面降温幅度增大,且锥尖区域的降温幅度相对尾部较大。液态水含量较小（0.5g/m~3）时帽罩前部为无水膜的完全蒸发防冰区,随着液态水含量的增大,帽罩防冰表面全部被水膜覆盖。最后,本文针对旋转帽罩建立不包含其内部热气流场的防冰计算模型,以试验测得的喷雾前帽罩表面温度作为防冰热边界条件,采用课题组已有的防冰程序进行上述冰风洞试验条件下的三维防冰数值验证计算,对比分析每个工况下喷雾后旋转帽罩防冰表面温度的计算结果与试验数据。验证计算结果表明:本文采用的三维防冰计算程序的表面温度结果与试验结果符合很好,在所有试验工况的每个测点上,两者之间的误差都小于5℃,由此验证了课题组开发的考虑水膜流动、传热的三维防冰计算程序的有效性和准确性。